Патенты автора Коцюбинский Сергей Вадимович (RU)
КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2791175
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности, к газотурбинным двигателям с камерами сгорания с радиальным подводом топлива через распиливающий диск на валу ротора. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу с рядами отверстий для подвода воздуха в зону горения и зону смешения для снижения температуры газа перед турбиной, распыливающий диск на валу ротора для подачи топлива, свечу зажигания, в основании жаровой трубы установлен кольцевой коллектор, соединенный через трубопровод со штуцером подачи дополнительного воздуха в полость распыливающего диска. Технический результат - снижение времени запуска двигателя за счет качественного распыливания топлива и смешения с дополнительным воздухом (или кислородом) в зонах воспламенения и стабилизации горения топливовоздушной смеси при запуске двигателя. 1 ил.
СПОСОБ ВОССТАНОВЛЕНИЯ ЦИКЛИЧЕСКОЙ ДОЛГОВЕЧНОСТИ ДИСКОВ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ // 2760895
Изобретение относится к способу восстановления циклической долговечности и увеличения ресурса диска. Способ включает определение глубины подлежащего удалению слоя с микротрещинами в потенциально опасной зоне диска, снятие дефектного слоя металла с множественными микротрещинами, полирование и затем упрочнение обработанной поверхности микрошариками, при этом определение глубины подлежащего удалению слоя осуществляют на основе данных о значении глубины слоя с микротрещинами, замеренного в результате фрактографического исследования образцов, вырезанных из дисков с близкой по величине наработкой. Обеспечивается снижение затрат на обслуживание и эксплуатацию газотурбинных двигателей за счет повышения эффективности диагностирования дисков и восстановления работоспособности дисков до заданного ресурса.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системам регулирования подачи топлива в форсажные камеры авиационных турбореактивных двигателей (ТРДФ и ТРДДФ). Задачей изобретения является обеспечение качественного и равномерного распыливания форсажного топлива для улучшения управления двигателем и повышения устойчивости работы двигателя на форсажных режимах. Поставленная задача решается тем, что предлагается система подачи топлива в форсажную камеру турбореактивного двигателя, содержащая блок управления, топливный бак, форсажный насос, регулятор расхода форсажного топлива, распределитель, направляющий в зависимости от давления газов в форсажной камере и заданного режима двигателя топливо в первый коллектор со стабилизаторами пламени, второй коллектор и третий коллектор. При этом за распределителем в трубопроводе второго коллектора установлен отсечной клапан, который открывается и закрывается по командам блока управления при достижении заданных значений давления во втором и третьем коллекторах, обеспечивая расход и давление топлива, необходимые для равномерного распределения топливовоздушной смеси по сечению форсажной камеры. 2 ил.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системе топливопитания основной камеры сгорания газотурбинного двигателя и топливному коллектору для распыливания жидкого топлива. Задачей изобретения является сохранение длительного горения на одной или нескольких дежурных форсунках при отсечках подачи топлива в коллектор для последующего восстановления горения без использования системы воспламенения. Поставленная задача решается тем, что в конструкции коллектора выделяется дежурная (одна или более) центробежная двухконтурная форсунка открытого типа с противонагарным колпачком, которая при отсечках подачи топлива в коллектор переходит на автономное питание с малым расходом топлива, обеспечивающим поддержание оптимального коэффициента избытка воздуха, поступающего к торцу форсунки через каналы противонагарного колпачка. При этом зона горения организуется завихрением этого воздуха непосредственно за торцом форсунки. Изобретение позволяет длительно поддерживать горение в зоне дежурной форсунки, что обеспечит восстановление горения в основной камере сгорания при резких сбросах расхода топлива, срабатывании антипомпажной системы, запуске на режимах авторотации и т.п. без использования системы воспламенения. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к форсажным камерам авиационных турбореактивных двухконтурных двигателей со смешением потоков. Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, смеситель, фронтовое устройство с распылителями форсажного топлива, стабилизаторами пламени. Перед смесителем во втором контуре установлен дополнительный коллектор с распылителями. Распылители дополнительного коллектора располагаются посередине карманов смесителя, что обеспечивает создание топливовоздушной смеси с коэффициентом избытка воздуха, равным аналогичному коэффициенту в горячем газе за турбиной. Изобретение позволяет получать газовый потока с требуемым коэффициентом избытка воздуха в любой точке сечения перед фронтовым устройством форсажной камеры, что упрощает задачу равномерного распределения форсажного топлива в поперечном сечении. 2 ил.
РОТОР БАРАБАННОГО ТИПА ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА // 2553839
Ротор барабанного типа осевого компрессора предназначен для газотурбинных двигателей, преимущественно авиационных. Рабочие лопатки (4) ротора установлены своими хвостовиками (3) в пазах (2), разнесенных по длине барабана (1) кольцевыми рядами. Лопатки (4) выполнены с нижней полкой (6) пера (5) и ножкой (7). Ножка (7) расположена между полкой (6) и хвостовиком (3) с поперечным разделением верхней поверхности хвостовика (3) на две части. Пазы (2) и установленные в них хвостовики (3) вытянуты вдоль наружной поверхности барабана (1) и выполнены в форме прямой призмы, имеющей расширяющееся в сторону ножки (7) продольное сечение. На верхние поверхности хвостовиков (3) установлены с предварительным натягом силовые кольца (9) из композиционного материала, по одному, по меньшей мере, на каждый кольцевой ряд частей верхних поверхностей хвостовиков. Достигается снижение величины радиальных и окружных напряжений, испытываемых материалом барабана в процессе работы, обеспечение возможности снижения массы барабана при проектировании и существенного увеличения окружных скоростей ротора. 4 ил.
Изобретение относится к авиации, в частности к способу создания обратной тяги авиационного газотурбинного двигателя
